1 AERONEF COMPORTANT DEUX PORTES DE TRAIN D'ATTERRISSAGE ET UN SYSTEME DE MANOEUVRE DESDITES PORTES La présente invention concerne un aéronef comportant deux portes de train d'atterrissage et un système de manoeuvre desdites portes. Un aéronef comporte classiquement deux trains d'atterrissage principaux. Chaque train d'atterrissage principal comporte une jambe et un jeu de pneumatiques fixé à ladite jambe. Chaque train d'atterrissage principal est 10 escamoté dans un compartiment derrière une porte. Lors d'un atterrissage, chaque porte s'ouvre pour laisser passer le train d'atterrissage principal associé, puis se referme en laissant le train d'atterrissage principal à l'extérieur. Chaque porte est montée mobile en rotation sur la structure de 15 l'aéronef et est déplacée par son propre moyen d'actionnement, qui est généralement constitué par un vérin. L'aéronef comporte ainsi deux vérins qui doivent chacun d'eux être commandés indépendamment l'un de l'autre, pour piloter l'ouverture et la fermeture de chacune desdites portes. Il en résulte un système de manoeuvre desdites portes qui est structurellement complexe à 20 réaliser et qui est donc difficile à gérer. En outre, un tel système présente une masse importante, ayant une tendance à alourdir de façon non négligeable l'aéronef. Un objet de la présente invention est de proposer un aéronef comportant deux portes et un système de manoeuvre s'affranchissant des 25 inconvénients relevés dans l'état de la technique. L'invention a pour objet un aéronef comportant une première porte et une deuxième porte, chacune étant mobile entre une position d'ouverture et une position de fermeture au moyen d'un système de manoeuvre comportant un organe d'actionnement et deux chaines de transmission reliant chacune 30 une desdites portes audit organe d'actionnement, ledit organe d'actionnement comprenant un bras monté pivotant sur un premier élément de structure de l'aéronef et un vérin monté sur un deuxième élément de structure de l'aéronef, ledit vérin étant apte à agir sur le bras pour provoquer sa rotation. 3025492 2 Selon l'invention, chaque chaine de transmission présente chacune un élément relais monté pivotant sur un élément de structure de l'aéronef, un premier élément de liaison entre le bras et l'élément relais et un deuxième élément de liaison entre la porte et ledit élément relais. Ainsi le système de 5 manoeuvre peut ouvrir et fermer simultanément les deux portes. Il en résulte un système de manoeuvre des deux portes, qui est simplifié, mois encombrant et moins lourd qu'un système de manoeuvre impliquant deux organes d'actionnement et toutes les pièces additionnelles associées. Selon une caractéristique possible, chacune des deux portes est mobile 10 en rotation pour passer de la position de fermeture à la position d'ouverture. Selon une caractéristique possible, le vérin est monté pivotant sur le deuxième élément de structure de l'aéronef, ledit bras et ledit vérin étant reliés de façon articulée au niveau d'une zone de liaison, chaque premier élément de liaison étant relié au bras au niveau de ladite zone de liaison. 15 Selon une caractéristique possible, le premier élément de structure et le deuxième élément de structure sont à choisir parmi une plateforme inférieure et une plateforme supérieure de l'aéronef. Selon une caractéristique possible, le bras possède une première extrémité montée pivotante sur le premier élément de structure de l'aéronef 20 et le vérin possède une première extrémité montée pivotante sur le deuxième élément de structure de l'aéronef, une deuxième extrémité dudit bras étant reliée de façon articulée à une deuxième extrémité dudit vérin au niveau de la zone de liaison. Selon une caractéristique possible, la première extrémité du bras est 25 évasée et la deuxième extrémité dudit bras est rétrécie. Selon une caractéristique possible, le bras pivotant comporte deux segments longitudinaux et non parallèles, reliés entre eux par un segment transversal, la première extrémité évasée correspondant à un écartement 3025492 3 maximal desdits segments longitudinaux et la deuxième extrémité rétrécie correspondant à un écartement minimal de ceux-ci. Selon une caractéristique possible, la première extrémité du bras et la première extrémité du vérin sont chacune montées pivotantes respectivement 5 sur le premier élément de structure et le deuxième élément de structure de l'aéronef autour d'un axe de rotation qui est parallèle à un axe transversal de l'aéronef, l'articulation de la zone de liaison étant réalisée autour d'un axe qui est parallèle à un axe transversal dudit aéronef. Les différents mouvements du bras pivotant et du vérin, s'effectuent dans un plan vertical et longitudinal de 10 l'aéronef. Le terme « parallèle » est à interpréter avec une tolérance de plus ou moins 10°. Selon une caractéristique possible, l'élément relais est une pièce rigide, montée pivotante autour d'un axe qui est parallèle à un axe longitudinal de l'aéronef, le premier élément de liaison et le deuxième élément 15 de liaison étant chacun constitués par une bielle. Selon une caractéristique possible, chacune des deux portes est solidarisée à une pièce de soutien qui est montée pivotante sur un élément de structure de l'aéronef pour permettre à ladite porte de pivoter entre la position d'ouverture et la position de fermeture, le deuxième élément de liaison reliant 20 ladite pièce de soutien à l'élément relais. Selon une caractéristique possible, pour chaque chaine de transmission au moins le premier ou le deuxième élément de liaison constitue un moyen de limitation d'effort. Selon une caractéristique possible, le moyen de limitation d'effort est 25 constitué par une bielle élastique. Selon une caractéristique possible, chaque bielle élastique relie un premier élément à un deuxième élément, chaque bielle élastique comprenant une chemise solidarisée audit premier élément ou audit deuxième élément, une tige solidarisée à l'autre élément et un ressort contraignant la tige au fond 3025492 4 de la chemise, ladite tige n'étant déplacée dans la chemise qu'au-delà d'un effort de manoeuvre normal desdites portes. Selon une caractéristique possible, la première porte et la deuxième porte sont aptes à clôturer un compartiment de l'aéronef, qui est conçu pour le 5 rangement de deux trains d'atterrissage principaux. Selon une caractéristique possible, la première porte et la deuxième porte sont séparées par un panneau fixe de l'aéronef, lesdites portes se retrouvant en continuité dudit panneau lorsqu'elles se retrouvent dans une position de fermeture.FIELD OF THE INVENTION The present invention relates to an aircraft comprising two landing gear doors and a system for maneuvering said doors. An aircraft conventionally comprises two main landing gear. Each main landing gear has a leg and a set of tires attached to said leg. Each main landing gear is retracted into a compartment behind a door. During a landing, each door opens to allow the associated main landing gear to pass and then closes, leaving the main landing gear outside. Each door is rotatably mounted on the structure of the aircraft and is moved by its own actuating means, which is generally constituted by a jack. The aircraft thus comprises two cylinders each of which must be controlled independently of one another, to control the opening and closing of each of said doors. The result is a maneuvering system of said doors which is structurally complex to make and which is therefore difficult to manage. In addition, such a system has a large mass, having a tendency to significantly increase the weight of the aircraft. An object of the present invention is to provide an aircraft with two doors and a maneuvering system overcoming the drawbacks noted in the state of the art. The subject of the invention is an aircraft comprising a first door and a second door, each being movable between an open position and a closed position by means of an operating system comprising an actuating member and two transmission chains. each connecting one of said gates to said actuating member, said actuating member comprising an arm pivotally mounted on a first structural member of the aircraft and a jack mounted on a second structural member of the aircraft, said jack being able to act on the arm to cause its rotation. According to the invention, each transmission chain each has a relay element pivotally mounted on a structural element of the aircraft, a first connecting element between the arm and the relay element and a second connecting element between the door. and said relay element. Thus the maneuvering system can simultaneously open and close both doors. The result is a maneuvering system of the two doors, which is simplified, cumbersome and lighter than a maneuvering system involving two actuators and all the additional parts associated. According to a possible characteristic, each of the two doors is rotatable to move from the closed position to the open position. According to one possible characteristic, the jack is pivotally mounted on the second structural element of the aircraft, said arm and said jack being hingedly connected at a connecting zone, each first connecting element being connected to the arm at the level of said link area. According to a possible characteristic, the first structural element and the second structural element are to be chosen from a lower platform and an upper platform of the aircraft. According to one possible characteristic, the arm has a first end pivotally mounted on the first structural element of the aircraft 20 and the cylinder has a first end pivotally mounted on the second structural element of the aircraft, a second end of said arm being connected in a hinged manner to a second end of said cylinder at the connection zone. According to one possible feature, the first end of the arm is flared and the second end of said arm is narrowed. According to a possible characteristic, the pivoting arm comprises two longitudinal and non-parallel segments, interconnected by a transverse segment, the first flared end corresponding to a maximum spacing of said longitudinal segments and the second narrowed end corresponding to a minimum spacing from those -this. According to a possible characteristic, the first end of the arm and the first end of the jack are each pivotally mounted respectively on the first structural element and the second structural element of the aircraft about an axis of rotation which is parallel to a transverse axis of the aircraft, the articulation of the connecting zone being formed around an axis which is parallel to a transverse axis of said aircraft. The different movements of the pivoting arm and the jack are made in a vertical and longitudinal plane of the aircraft. The term "parallel" is to be interpreted with a tolerance of plus or minus 10 °. According to a possible characteristic, the relay element is a rigid piece, pivotally mounted about an axis which is parallel to a longitudinal axis of the aircraft, the first connecting element and the second connecting element being each constituted by a rod. According to a possible characteristic, each of the two doors is secured to a support piece which is pivotally mounted on a structural element of the aircraft to allow said door to pivot between the open position and the closed position, the second connecting element connecting said support piece to the relay element. According to a possible characteristic, for each transmission chain at least the first or the second connecting element constitutes a means of limiting effort. According to a possible characteristic, the effort limitation means is constituted by an elastic connecting rod. According to one possible characteristic, each elastic connecting rod connects a first element to a second element, each elastic connecting rod comprising a liner secured to said first element or to said second element, a rod secured to the other element and a spring constraining the rod to the bottom 3025492 4 of the liner, said rod being moved in the liner only beyond a normal maneuvering force of said doors. According to one possible characteristic, the first door and the second door are capable of closing a compartment of the aircraft, which is designed for the storage of two main landing gear. According to a possible characteristic, the first door and the second door are separated by a fixed panel of the aircraft, said doors being in continuity with said panel when they are in a closed position.
On donne ci-après, une description détaillée de plusieurs variantes possibles d'un aéronef selon l'invention, en se référant aux figures 1 à 8B. - La figure 1 est une vue générale en perspective d'un aéronef selon l'invention, - La figure 2 est une vue en perspective d'une structure interne d'un premier mode de réalisation possible d'un aéronef selon l'invention, et illustrant deux portes d'ouverture/fermeture d'un compartiment d'escamotage de deux trains d'atterrissage principaux, - La figure 3A est une vue simplifiée en coupe selon un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'aéronef, de la structure interne illustrée à la figure 2 et pour laquelle les deux portes sont en position ouverte, - La figure 3B est une vue simplifiée en coupe selon un plan parallèle à l'axe longitudinal de l'aéronef, de la structure interne de la figure 3A, - La figure 4A est une vue simplifiée en coupe selon un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'aéronef, de la structure interne illustrée à la figure 2 et pour laquelle les deux portes sont en position fermée, 3025492 5 - La figure 4B est une vue simplifiée en coupe selon un plan parallèle à l'axe longitudinal de l'aéronef de la structure interne de la figure 4A, - La figure 5 est une vue en perspective d'une structure interne d'un 5 deuxième mode de réalisation possible d'un aéronef selon l'invention, et illustrant deux portes d'ouverture/fermeture d'un compartiment d'escamotage de deux trains d'atterrissage principaux, - La figure 6 est une vue en perspective d'une structure interne d'un 10 troisième mode de réalisation possible d'un aéronef selon l'invention, et illustrant deux portes d'ouverture/fermeture d'un compartiment d'escamotage de deux trains d'atterrissage principaux, - La figure 7A est une vue simplifiée en coupe selon un plan 15 perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'aéronef, de la structure interne illustrée à la figure 6 et pour laquelle les deux portes sont en position ouverte, - La figure 7B est une vue simplifiée en coupe selon un plan parallèle à l'axe longitudinal de l'aéronef, de la structure interne de la figure 20 7A, - La figure 8A est une vue simplifiée en coupe selon un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'aéronef, de la structure interne illustrée à la figure 6 et pour laquelle les deux portes sont en position fermée, 25 - La figure 8B est une vue simplifiée en coupe selon un plan parallèle à l'axe longitudinal de l'aéronef, de la structure interne de la figure 8A. 3025492 6 - La figure 9 est une vue simplifiée en coupe selon un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'aéronef, d'une structure interne d'un aéronef selon l'invention, et illustrant une dissymétrie de fermeture entre les deux portes d'un compartiment 5 d'escamotage de deux trains d'atterrissage principaux, - La figure 10A est une vue simplifiée en coupe selon un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'aéronef, de la structure interne de la figure 9 et illustrant un mode de réalisation possible d'un aéronef selon l'invention et équipé de moyens permettant 10 d'effacer la dissymétrie de fermeture entre les deux portes, - La figure 10B est une vue simplifiée en coupe selon un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'aéronef, de la structure interne de la figure 9 et illustrant un autre mode de réalisation possible d'un aéronef selon l'invention et équipé de moyens 15 permettant d'effacer la dissymétrie de fermeture entre les deux portes, En se référant aux figures 1, 2, 5 et 6, un aéronef 1 selon l'invention possède deux trains d'atterrissage principaux, aptes à être commandés pour passer d'une position rangée dans un compartiment 2 interne dudit aéronef 1, 20 à une position fonctionnelle pour laquelle ils sortent dudit compartiment 2, et inversement. Ce compartiment 2 possède une plateforme inférieure 3 et une plateforme supérieure 4, s'étendant chacune selon un axe longitudinal de l'aéronef 1. Ledit compartiment 2 est clôturé par deux portes 5, 6 mobiles en rotation, pouvant passer d'une position de fermeture pour laquelle elles se 25 retrouvent dans la continuité de la peau de l'aéronef 1, à une position d'ouverture pour laquelle elles pivotent de haut en bas dudit compartiment 2, pour permettre le passage des deux trains d'atterrissage principaux. Les deux portes 5, 6 sont en position fermée lorsque les deux trains d'atterrissage sont rentrés dans le compartiment 2 et n'exercent aucune fonction, et s'ouvrent pour permettre auxdits trains de se déployer hors du compartiment 2, pour 3025492 7 adopter une position fonctionnelle. Ces deux portes 5, 6 sont situées sous l'aéronef 1. Le mouvement des deux portes 5, 6 est géré au moyen d'un système de manoeuvre comportant deux chaines de transmission et un organe 5 d'actionnement unique, qui est commun pour le fonctionnement desdites deux portes 5, 6. Chaque chaine de transmission relie ainsi l'une des deux portes 5, 6 à l'organe d'actionnement commun, et permet de communiquer le mouvement dudit organe à chacune desdites portes 5, 6 pour provoquer leur ouverture ou leur fermeture. L'organe d'actionnement commun comprend un 10 bras pivotant 7 et un vérin 8 pneumatique, hydraulique ou électrique reliés entre eux de façon articulée. En se référant aux figures 2 à 4B, selon un premier mode de réalisation possible d'un aéronef 1 selon l'invention, l'organe d'actionnement comprend un bras pivotant 7 monté de façon rotative sur la plateforme 15 inférieure 3 du compartiment 2 et un vérin 8 monté de façon rotative sur la plateforme supérieure 4 dudit compartiment 2. Le bras pivotant 7 est allongé et comprend deux segments tubulaires 9, 10 longitudinaux et non parallèles, et un segment transversal 11 reliant lesdits deux segments longitudinaux 9, 10. De cette manière, le bras 7 présente une première extrémité évasée 12, 20 pour laquelle l'écartement entre les deux segments longitudinaux 9, 10 est maximal, et une deuxième extrémité rétrécie, pour laquelle l'écartement entre lesdits deux segments longitudinaux 9, 10 est minimal. Le bras 7 est monté pivotant sur la plateforme inférieure 3 au niveau de sa première extrémité évasée 12, autour d'un axe de rotation horizontal, solidaire de ladite 25 plateforme 3 et s'étendant parallèlement à un axe transversal de l'aéronef 1. Cet axe joint les deux segments longitudinaux 9, 10 du bras 7, au niveau de ladite première extrémité évasée 12. De cette manière le bras 7 est apte à pivoter dans un plan vertical et longitudinal de l'aéronef 1. Le vérin 8 est allongé et possède une première extrémité 14 reliée de façon pivotante à la 30 plateforme supérieure 4, autour d'un axe de rotation horizontal s'étendant de façon sensiblement parallèle à un axe transversal de l'aéronef 1. De cette 3025492 8 manière le vérin 8 est apte à pivoter dans un plan vertical et longitudinal de l'aéronef 1. Le vérin 8 possède une deuxième extrémité reliée de façon articulée à la deuxième extrémité rétrécie du bras pivotant 7, pour former une zone de liaison 16. Cette articulation s'effectue autour d'un axe de rotation 5 horizontal et qui s'étend selon une direction transversale de l'aéronef 1. Le bras 7 et le vérin 8 s'étendent vers l'avant de l'aéronef 1 depuis leurs premières extrémités 12, 14. De cette manière, la zone de liaison 16 entre le bras 7 et le vérin 8 est située à l'avant des premières extrémités 12, 14 dudit bras 7 et dudit vérin 8. Il est important de souligner que la fixation du bras 7 10 sur la plateforme inférieure 3 au niveau de sa première extrémité 12, ainsi que la fixation du vérin 8 sur la plateforme supérieure 4 au niveau de sa première extrémité 14, sont des fixations qui ne peuvent pas être déplacées le long desdites plateformes 3, 4. Chaque chaine de transmission est identique pour chaque porte 5, 6 et 15 comporte une pièce relais 17 rigide, montée pivotante sur la plateforme inférieure 3 et à l'avant de la première extrémité 12 évasée du bras 7. Cette pièce relais 17 est montée autour d'un axe de rotation horizontal, solidaire de ladite plateforme 3 et parallèle à un axe longitudinal de l'aéronef 1. De cette manière, ladite pièce relais 17 est apte à pivoter dans un plan vertical et 20 transversal de l'aéronef 1. Cette pièce relais 17 présente une première extrémité qui est reliée de façon articulée à ladite plateforme 3, et une deuxième extrémité à laquelle sont fixées, de façon pivotante, une première bielle 18 et une deuxième bielle 19, chacune desdites bielles 18, 19 étant représentée par une tige tubulaire rigide. La première bielle 18 relie la pièce 25 relais 17 à la deuxième extrémité du bras 7 située dans la zone de liaison 16, et la deuxième bielle 19 relie la pièce relais 17 à une pièce de soutien 20 de la porte 5, 6. La liaison entre la première bielle 18 et la deuxième extrémité du bras 7 est articulée, comme l'est également celle entre la deuxième bielle 19 et la pièce de soutien 20. La porte 5, 6 est solidarisée à la pièce de soutien 20, 30 qui est elle-même montée pivotante sur la plateforme inférieure 3, autour d'un axe de rotation qui est parallèle à un axe longitudinal de l'aéronef 1. Plus précisément, chaque pièce de soutien 20 est montée pivotante au niveau 3025492 9 d'une extrémité inférieure d'une avancée 21 qui est solidaire de la plateforme inférieure 3. De cette manière, la pièce support 20 est située au droit de la pièce relais 17 et en-dessous de celle-ci. La liaison articulée entre la deuxième bielle 19 et la pièce de soutien 20 est distante de l'axe de rotation de ladite 5 pièce de soutien 20 sur l'avancée 21 de la plateforme inférieure 3. Les figures 3A et 3B illustrent une configuration du premier mode de réalisation possible d'un aéronef 1 selon l'invention, pour laquelle les deux portes 5, 6 sont dans une position d'ouverture à l'intérieur du compartiment 2. Le vérin 8 est déployé et maintient la zone de liaison 16 entre ledit vérin 8 et 10 le bras 7 pivotant, dans une position basse, engendrant simultanément, via les premières bielles 18, les deuxièmes bielles 19 et les pièces relais 17 l'ouverture desdites portes 5, 6. Dans cette position d'ouverture, les deux portes 5, 6 s'étendent dans un plan sensiblement vertical et longitudinal de l'aéronef 1. Il est à noter que les pièces relais 17 s'étendent dans un plan 15 sensiblement horizontal lorsque les deux portes 5, 6 sont ouvertes. Pour passer de cette position d'ouverture des portes 5, 6 à la position de fermeture illustrée aux figures 4A et 4B, le vérin 8 est piloté de manière à faire diminuer sa longueur. Cette diminution de longueur entraine automatiquement la rotation du bras pivotant 7 autour de sa première 20 extrémité 12, dans le sens d'une montée dudit bras 7. La zone de liaison 16 se surélève alors, entrainant simultanément une rotation vers le haut des deux pièces relais 17 via les premières bielles 18et le pivotement des pièces de soutien 20 via les deuxièmes bielles 19. Toutes les pièces impliquées dans le système de manoeuvre, à savoir, les premières et deuxièmes bielles 18, 19, 25 les pièces relais 17, le vérin 8 et le bras pivotant 7 sont dimensionnées et agencées les unes avec les autres, de telle manière que les deux portes 5, 6 se retrouvent dans un plan sensiblement horizontal lorsqu'elles sont dans une position de fermeture du compartiment 2. En effet, dans cette position de fermeture les deux portes 5, 6 doivent assurer une parfaite continuité avec la 30 peau de l'aéronef 1, sans introduire la moindre différence de niveau avec celle-ci. Il est à préciser que les deux portes 5, 6 sont séparées l'une de l'autre 3025492 10 par un panneau (non visible sur la figure 4A) de la peau de l'aéronef 1, lorsqu'elles sont fermées. Depuis cette position de fermeture, il suffit de piloter le vérin 8 en sens inverse, c'est-à-dire de manière à augmenter sa longueur, pour provoquer 5 l'ouverture des portes 5, 6. En se référant à la figure 5, un deuxième mode de réalisation possible d'un aéronef 100 selon l'invention se distingue du premier mode de réalisation précédemment décrit, par le fait que les fixations du bras 7 et du vérin 8 sur les plateformes 3, 4 sont inversées. En effet, pour ce deuxième mode de 10 réalisation, le bras 7 est fixé de façon rotative à la plateforme supérieure 4 tandis que le vérin est monté de façon rotative à la plateforme inférieure 3. Tous les autres éléments impliqués dans ledit premier mode de réalisation demeurent inchangés pour ce deuxième mode de réalisation. A l'image du premier mode de réalisation, le bras 7 et le vérin 8 s'étendent vers l'avant de 15 l'aéronef 1 depuis leurs premières extrémités 12, 14. De cette manière, la zone de liaison 16 entre le bras 7 et le vérin 8 est située à l'avant des premières extrémités 12, 14 dudit bras 7 et dudit vérin 8. Il est important de souligner que la fixation du bras 7 à la plateforme supérieure 4 au niveau de sa première extrémité 12, ainsi que la fixation du vérin 8 à la plateforme 20 inférieure au niveau de sa première extrémité 14, sont des fixations qui ne peuvent pas être déplacées le long desdites plateformes 3, 4. Le fonctionnement de ce deuxième mode de réalisation est identique à celui du premier mode de réalisation précédemment décrit. Ainsi, en résumé, l'allongement ou le raccourcissement du vérin 8 25 provoque la rotation du bras pivotant 7 dans un sens ou dans l'autre, entrainant une montée ou une descente de la zone de liaison 16, et donc une fermeture ou une ouverture des deux portes 5, 6 via les chaines de transmission. En se référant aux figures 6 à 8B, un troisième mode de réalisation 30 possible d'un aéronef 200 selon l'invention se distingue des deux modes de 3025492 11 réalisation précédemment décrits, par le fait que le bras pivotant 7 et le vérin 8 sont tous les deux fixés de façon rotative à la plateforme inférieure 3. Tous les autres éléments impliqués dans les deux modes de réalisation précédemment décrits demeurent inchangés pour ce troisième mode de 5 réalisation. Comme le montrent clairement les trois figures 6, 7B et 8B, le bras 7 s'étend vers l'avant de l'aéronef 200 depuis sa première extrémité 12 reliée à la plateforme inférieure 3, et le vérin 8 s'étend vers l'arrière dudit aéronef 200 depuis sa première extrémité 14 reliée à ladite plateforme inférieure 3. De 10 cette manière, la zone de liaison 16 entre le vérin 8 et le bras pivotant 7 se retrouve au droit et au-dessus d'une zone de regroupement de la plateforme inférieure 3, réunissant les deux pièces relais 17, les premières et deuxièmes bielles 18, 19 et les deux avancées 21 sur lesquelles sont montées les pièces de soutien 20 des deux portes 5, 6. Autrement dit, la première extrémité 14 15 du vérin 8 se retrouve à l'avant de cette zone de regroupement, et la première extrémité 12 du bras pivotant 7 se retrouve à l'arrière de ladite zone de regroupement. En se référant aux figures 7A et 7B, lorsque le vérin 8 est rétracté, la zone de liaison 16 entre le bras pivotant 7 et ledit vérin 8 est abaissée, 20 provoquant l'ouverture des deux portes 5, 6 par l'intermédiaire des deux chaines de transmission. En se référant aux figures 8A et 8B, lorsque le vérin 8 se déploie en augmentant sa longueur, il fait pivoter le bras 7vers le haut, entrainant une montée de la zone de liaison 16. Cette montée engendre la fermeture desdites 25 deux portes 5, 6 via les deux chaines de transmission. Bien que non représenté sur les figures, un quatrième mode de réalisation possible d'un aéronef selon l'invention, mettrait en oeuvre un bras pivotant 7 et un vérin 8 fixés tous les deux à la plateforme inférieure 3, mais dans des positions inversées par rapport à celles du troisième mode de 30 réalisation 200 ci-dessus décrit. Autrement dit, pour cette configuration, le 3025492 12 bras 7 s'étendrait vers l'arrière de l'aéronef et le vérin 8 s'étendrait vers l'avant. La première extrémité 12 dudit bras 7 serait ainsi située devant la zone de regroupement, et la première extrémité 14 du vérin 8 serait située à l'arrière de ladite zone, de manière à ce que la zone de liaison 16 soit située 5 au-dessus et au droit de cette zone de regroupement. Il est également aisé d'imaginer d'autres modes de réalisation possibles d'un aéronef selon l'invention, pour lequel le bras pivotant 7 et le vérin 8 seraient tous les deux fixés à la plateforme supérieure 4, de part et d'autre de la zone de regroupement. Le bras 7 pourrait ainsi être placé devant 10 le vérin 8, ou se retrouver derrière lui, la seule exigence étant que la zone de liaison 16 se retrouve au-dessus et au droit de la zone de regroupement. Quels que soient les modes de réalisation possibles d'un aéronef 1, 100, 200 selon l'invention, le bras 7 et le vérin 8 se déplacent dans un même plan longitudinal et vertical dudit aéronef 1, 100, 200, et les portes 5, 6 15 pivotent autour d'un axe de rotation qui est parallèle à un axe longitudinal de l'aéronef 1, 100, 200. En se référant à la figure 9, lorsque les deux portes 5, 6 du compartiment 2 sont en position de fermeture, elles sont chacune verrouillées dans cette position au moyen d'un crochet 30 solidaire de la structure de 20 l'aéronef 1. Ainsi, depuis une position d'ouverture, les portes 5, 6 pivotent jusqu'à ce que l'une de leurs extrémités vienne s'enclencher dans ledit crochet 30. Or, pour des problèmes de réglage ou de déformation de l'aéronef 1, il peut arriver que seulement l'une des deux portes 5, 6 soit réellement dans une position de fermeture verrouillée par le crochet 30, tandis que l'autre 25 porte 5, 6 se retrouve en retrait dudit crochet 30 à une distance A de celui-ci. Deux scenarios sont alors possibles : soit les deux portes 5, 6 demeurent figées dans cette position, ce qui est une situation inacceptable dans la mesure où seulement l'une des deux portes 5, 6 est verrouillée dans sa position par le 30 crochet 30, l'autre étant susceptible de s'ouvrir intempestivement à tout moment, 3025492 13 - soit tout l'effort déployé par le moyen d'actionnement 7, 8 ne transite plus que par une seule chaîne de transmission. Dans ce cas, un tel effort ne serait plus supporté que par une seule chaine de transmission et aurait donc tendance à déformer les pièces 5 constitutives de cette chaine. Il est bien évident qu'aucune de ses deux situations dégradées ne peut être acceptée. Un moyen permettant d'éviter que de telles situations ne se produisent, est d'utiliser pour chaque chaine de transmission, un moyen de limitation d'effort sous la forme d'au moins une bielle 118, 119 élastique. De 10 cette manière, comme l'indique la figure 10A soit c'est la première bielle 118 reliant la pièce relais 17 à la deuxième extrémité du bras 7 qui est rendue élastique, soit comme l'indique la figure 10B c'est la deuxième bielle 119 reliant la pièce relais 17 à la pièce de soutien 20 de la porte 5, 6 qui est rendue élastique.The following is a detailed description of several possible variants of an aircraft according to the invention, with reference to FIGS. 1 to 8B. FIG. 1 is a general perspective view of an aircraft according to the invention, FIG. 2 is a perspective view of an internal structure of a first possible embodiment of an aircraft according to the invention, and illustrating two doors opening / closing a compartment retraction of two main landing gear, - Figure 3A is a simplified sectional view along a plane perpendicular to the longitudinal axis of the aircraft, the internal structure illustrated in Figure 2 and for which the two doors are in the open position, - Figure 3B is a simplified sectional view along a plane parallel to the longitudinal axis of the aircraft, the internal structure of Figure 3A FIG. 4A is a simplified sectional view along a plane perpendicular to the longitudinal axis of the aircraft, of the internal structure illustrated in FIG. 2 and for which the two doors are in the closed position, FIG. 4B is a simplified view in co FIG. 5 is a perspective view of an internal structure of a second possible embodiment of an aircraft. FIG. according to the invention, and illustrating two doors opening / closing a compartment retraction of two main landing gear, - Figure 6 is a perspective view of an internal structure of a third mode of possible embodiment of an aircraft according to the invention, and illustrating two doors opening / closing a retraction compartment of two main landing gear, - Figure 7A is a simplified sectional view along a perpendicular plane the longitudinal axis of the aircraft, the internal structure illustrated in Figure 6 and for which the two doors are in the open position, - Figure 7B is a simplified sectional view along a plane parallel to the longitudinal axis of the aircraft, from the internal structure FIG. 8A is a simplified sectional view along a plane perpendicular to the longitudinal axis of the aircraft, of the internal structure illustrated in FIG. 6 and for which the two doors are in the closed position, FIG. 8B is a simplified sectional view along a plane parallel to the longitudinal axis of the aircraft, of the internal structure of FIG. 8A. FIG. 9 is a simplified sectional view along a plane perpendicular to the longitudinal axis of the aircraft, of an internal structure of an aircraft according to the invention, and illustrating a dissymmetry of closure between the two gates. a compartment 5 retraction of two main landing gear, - Figure 10A is a simplified sectional view along a plane perpendicular to the longitudinal axis of the aircraft, the internal structure of Figure 9 and illustrating a possible embodiment of an aircraft according to the invention and equipped with means for erasing the closing dissymmetry between the two doors; FIG. 10B is a simplified sectional view along a plane perpendicular to the longitudinal axis; of the aircraft, the internal structure of Figure 9 and illustrating another possible embodiment of an aircraft according to the invention and equipped with means 15 to clear the dissymmetry closing between the two doors, In r 1, 2, 5 and 6, an aircraft 1 according to the invention has two main landing gear, able to be controlled to move from a stowed position in an internal compartment 2 of said aircraft 1, 20 to a position functional for which they leave said compartment 2, and vice versa. This compartment 2 has a lower platform 3 and an upper platform 4, each extending along a longitudinal axis of the aircraft 1. Said compartment 2 is closed by two doors 5, 6 movable in rotation, which can pass from a position of closure for which they are found in the continuity of the skin of the aircraft 1, in an open position for which they pivot up and down said compartment 2, to allow the passage of the two main landing gear. The two doors 5, 6 are in the closed position when the two landing gear are retracted into the compartment 2 and exert no function, and open to allow said trains to deploy out of the compartment 2, for 3025492 7 adopt a functional position. These two doors 5, 6 are located under the aircraft 1. The movement of the two doors 5, 6 is managed by means of an operating system comprising two transmission chains and a single actuating member, which is common to the operation of said two doors 5, 6. Each transmission chain thus connects one of the two doors 5, 6 to the common actuating member, and allows to communicate the movement of said member to each of said doors 5, 6 to cause their opening or closing. The common actuating member comprises a pivoting arm 7 and a pneumatic, hydraulic or electric cylinder 8 interconnected in an articulated manner. Referring to Figures 2 to 4B, according to a first possible embodiment of an aircraft 1 according to the invention, the actuating member comprises a pivoting arm 7 rotatably mounted on the lower platform 3 of the compartment 2 and a jack 8 rotatably mounted on the upper platform 4 of said compartment 2. The pivoting arm 7 is elongated and comprises two tubular segments 9, 10 longitudinal and non-parallel, and a transverse segment 11 connecting said two longitudinal segments 9, 10. In this way, the arm 7 has a first flared end 12, 20 for which the spacing between the two longitudinal segments 9, 10 is maximum, and a second narrowed end, for which the spacing between said two longitudinal segments 9, 10 is minimal. The arm 7 is pivotally mounted on the lower platform 3 at its first flared end 12, about a horizontal axis of rotation, integral with said platform 3 and extending parallel to a transverse axis of the aircraft 1. This axis joins the two longitudinal segments 9, 10 of the arm 7, at said first flared end 12. In this way the arm 7 is able to pivot in a vertical and longitudinal plane of the aircraft 1. The cylinder 8 is extended and has a first end 14 pivotally connected to the upper platform 4, about a horizontal axis of rotation extending substantially parallel to a transverse axis of the aircraft 1. Of this manner, the cylinder 8 is capable of pivoting in a vertical and longitudinal plane of the aircraft 1. The cylinder 8 has a second end hingedly connected to the second narrowed end of the pivoting arm 7, to form a zo This articulation is performed around a horizontal axis of rotation and which extends in a transverse direction of the aircraft 1. The arm 7 and the cylinder 8 extend forwardly of the 1 from their first ends 12, 14. In this way, the connection zone 16 between the arm 7 and the jack 8 is situated in front of the first ends 12, 14 of said arm 7 and said cylinder 8. It is important to point out that the attachment of the arm 7 10 on the lower platform 3 at its first end 12, and the attachment of the cylinder 8 on the upper platform 4 at its first end 14 are fasteners that can not be moved along said platforms 3, 4. Each chain of transmission is identical for each door 5, 6 and 15 comprises a rigid relay piece 17, pivotally mounted on the lower platform 3 and in front of the first flared end 12 of the arm 7. This piece r elais 17 is mounted around a horizontal axis of rotation, integral with said platform 3 and parallel to a longitudinal axis of the aircraft 1. In this way, said relay piece 17 is able to pivot in a vertical and transverse plane of the aircraft 1. This relay member 17 has a first end which is hingedly connected to said platform 3, and a second end to which are fixed, pivotally, a first connecting rod 18 and a second connecting rod 19, each of said connecting rods 18, 19 being represented by a rigid tubular shaft. The first link 18 connects the relay part 17 to the second end of the arm 7 located in the connection zone 16, and the second connecting rod 19 connects the relay part 17 to a support part 20 of the door 5, 6. The connection between the first connecting rod 18 and the second end of the arm 7 is articulated, as is also between the second connecting rod 19 and the support piece 20. The door 5, 6 is secured to the support piece 20, 30 which is itself pivotally mounted on the lower platform 3, about an axis of rotation which is parallel to a longitudinal axis of the aircraft 1. More specifically, each support piece 20 is pivotally mounted at one end 3025492 9 bottom of an advance 21 which is secured to the lower platform 3. In this way, the support part 20 is located at the right of the relay part 17 and below it. The articulated connection between the second connecting rod 19 and the support piece 20 is distant from the axis of rotation of said support piece 20 on the advance 21 of the lower platform 3. FIGS. 3A and 3B illustrate a configuration of the first possible embodiment of an aircraft 1 according to the invention, for which the two doors 5, 6 are in an open position inside the compartment 2. The cylinder 8 is deployed and maintains the connection zone 16 between said jack 8 and 10 the pivoting arm 7, in a low position, simultaneously generating, via the first connecting rods 18, the second connecting rods 19 and the relay parts 17 the opening of said doors 5, 6. In this open position, the two doors 5, 6 extend in a substantially vertical and longitudinal plane of the aircraft 1. It should be noted that the relay parts 17 extend in a substantially horizontal plane 15 when the two doors 5, 6 are open. To move from this opening position of the doors 5, 6 to the closed position illustrated in Figures 4A and 4B, the cylinder 8 is controlled so as to reduce its length. This reduction in length automatically causes the rotation of the pivoting arm 7 around its first end 12, in the direction of a rise of said arm 7. The connection zone 16 then raises, causing the two parts to rotate upwards simultaneously. relay 17 via the first connecting rods 18 and the pivoting of the support pieces 20 via the second connecting rods 19. All the parts involved in the operating system, namely, the first and second connecting rods 18, 19, 25, the relay parts 17, the jack 8 and the pivoting arm 7 are dimensioned and arranged with each other, so that the two doors 5, 6 are found in a substantially horizontal plane when they are in a closed position of the compartment 2. In fact, in this closing position the two doors 5, 6 must ensure perfect continuity with the skin of the aircraft 1, without introducing any difference in level with it. It should be noted that the two doors 5, 6 are separated from each other 3025492 10 by a panel (not visible in Figure 4A) of the skin of the aircraft 1, when closed. From this closed position, it is sufficient to drive the jack 8 in the opposite direction, that is to say so as to increase its length, to cause the doors 5, 6 to open. Referring to FIG. , a second possible embodiment of an aircraft 100 according to the invention differs from the first embodiment described above, in that the attachments of the arm 7 and the cylinder 8 on the platforms 3, 4 are reversed. Indeed, for this second embodiment, the arm 7 is rotatably attached to the upper platform 4 while the cylinder is rotatably mounted to the lower platform 3. All other elements involved in said first embodiment remain unchanged for this second embodiment. Like the first embodiment, the arm 7 and the cylinder 8 extend towards the front of the aircraft 1 from their first ends 12, 14. In this way, the connection zone 16 between the arm 7 and the cylinder 8 is located at the front of the first ends 12, 14 of said arm 7 and said cylinder 8. It is important to emphasize that the attachment of the arm 7 to the upper platform 4 at its first end 12, and that the attachment of the cylinder 8 to the lower platform 20 at its first end 14, are fasteners that can not be moved along said platforms 3, 4. The operation of this second embodiment is identical to that of the first previously described embodiment. Thus, in summary, the elongation or shortening of the actuator 8 causes the pivoting arm 7 to rotate in one direction or the other, causing the connection zone 16 to rise or fall, and thus a closure or opening of the two doors 5, 6 via the chains of transmission. Referring to FIGS. 6 to 8B, a third possible embodiment of an aircraft 200 according to the invention differs from the two embodiments described above, in that the pivoting arm 7 and the cylinder 8 are both of them are rotatably attached to the lower platform 3. All the other elements involved in the two previously described embodiments remain unchanged for this third embodiment. As clearly shown in the three figures 6, 7B and 8B, the arm 7 extends towards the front of the aircraft 200 from its first end 12 connected to the lower platform 3, and the cylinder 8 extends towards the rear of said aircraft 200 from its first end 14 connected to said lower platform 3. In this way, the connecting zone 16 between the cylinder 8 and the pivoting arm 7 is found at the right and above a grouping area of the lower platform 3, joining the two relay parts 17, the first and second connecting rods 18, 19 and the two projections 21 on which are mounted the support parts 20 of the two doors 5, 6. In other words, the first end 14 15 of the cylinder 8 is located at the front of this grouping area, and the first end 12 of the pivoting arm 7 is found behind the said grouping area. Referring to FIGS. 7A and 7B, when the jack 8 is retracted, the connection zone 16 between the pivoting arm 7 and said jack 8 is lowered, causing the two doors 5, 6 to open through the two chains of transmission. With reference to FIGS. 8A and 8B, when the jack 8 unfolds by increasing its length, it pivots the arm 7 upwards, causing a rise in the connecting zone 16. This rise causes the closing of said two doors 5, 6 via the two transmission channels. Although not shown in the figures, a fourth possible embodiment of an aircraft according to the invention, would implement a pivoting arm 7 and a jack 8 fixed both to the lower platform 3, but in positions inverted by compared to those of the third embodiment 200 described above. In other words, for this configuration, the arm 7 would extend towards the rear of the aircraft and the jack 8 would extend forward. The first end 12 of said arm 7 would thus be located in front of the regrouping zone, and the first end 14 of the jack 8 would be located behind said zone, so that the connecting zone 16 is situated above and to the right of this area of regrouping. It is also easy to imagine other possible embodiments of an aircraft according to the invention, for which the pivoting arm 7 and the jack 8 are both attached to the upper platform 4, on both sides. of the grouping area. The arm 7 could thus be placed in front of the jack 8, or be behind it, the only requirement being that the connecting zone 16 is found above and to the right of the grouping area. Whatever the possible embodiments of an aircraft 1, 100, 200 according to the invention, the arm 7 and the jack 8 move in the same longitudinal and vertical plane of said aircraft 1, 100, 200, and the doors 5 , 6 pivot about an axis of rotation which is parallel to a longitudinal axis of the aircraft 1, 100, 200. Referring to Figure 9, when the two doors 5, 6 of the compartment 2 are in the position of closure, they are each locked in this position by means of a hook 30 integral with the structure of the aircraft 1. Thus, from an open position, the doors 5, 6 pivot until one their ends come to snap into said hook 30. However, for problems of adjustment or deformation of the aircraft 1, it may happen that only one of the two doors 5, 6 is actually in a locked closed position by the hook 30, while the other 25 door 5, 6 is set back from said hook and at a distance A of it. Two scenarios are then possible: either the two doors 5, 6 remain frozen in this position, which is an unacceptable situation insofar as only one of the two doors 5, 6 is locked in its position by the hook 30, the other being likely to open unexpectedly at any time, - all the effort deployed by the actuating means 7, 8 passes only through a single transmission chain. In this case, such a force would be supported only by a single transmission chain and would therefore tend to deform the constituent parts 5 of this chain. It is obvious that none of his two degraded situations can be accepted. One way to prevent such situations from occurring is to use for each transmission chain, a stress limiting means in the form of at least one rod 118, 119 elastic. In this manner, as shown in FIG. 10A, it is the first connecting rod 118 connecting the relay piece 17 to the second end of the arm 7 which is made elastic, or as indicated in FIG. 10B it is the second connecting rod 119 connecting the relay piece 17 to the support piece 20 of the door 5, 6 which is made elastic.
15 Une bielle élastique 118, 119 peut par exemple se présenter sous la forme d'un système à piston coaxial, comprenant une chemise, une tige et un ressort qui contraint la tige dans le fond de la chemise. Sur l'exemple illustré à la figure 10A, la chemise de la première bielle élastique 118 est solidarisée à la pièce relais 17 et la tige est solidarisée au 20 bras 7 dans la zone d'intersection 16. Sur l'exemple illustré à la figure 10B, la chemise de la deuxième bielle élastique 119 est solidarisée à la pièce de soutien 20 de la porte 5, 6 et la tige est solidarisée à la pièce relais 17. Pour ces deux configurations, la raideur du ressort est telle que ledit 25 ressort et donc la tige, ne commence à se déplacer par rapport à la chemise, que lorsque l'effort appliqué à ladite tige à travers la pièce à laquelle elle est fixée, est supérieur à l'effort de manoeuvre normal. Ainsi, lorsque l'une des deux portes 5, 6 est mal fermée, l'utilisation d'une bielle élastique 118, 119 dans la chaine de transmission permet une 30 poursuite de la cinématique de fermeture de ladite porte 5, 6 afin de combler la distance A séparant une extrémité de cette porte 5, 6 au crochet de verrouillage 30.An elastic rod 118, 119 may for example be in the form of a coaxial piston system, comprising a jacket, a rod and a spring which constrains the rod in the bottom of the jacket. In the example illustrated in FIG. 10A, the liner of the first elastic rod 118 is secured to the relay piece 17 and the rod is secured to the arm 7 in the intersection zone 16. In the example illustrated in FIG. 10B, the sleeve of the second elastic link 119 is secured to the support piece 20 of the door 5, 6 and the rod is secured to the relay piece 17. For these two configurations, the spring stiffness is such that said spring and therefore the rod, begins to move relative to the liner, only when the force applied to said rod through the part to which it is attached, is greater than the normal maneuvering force. Thus, when one of the two doors 5, 6 is badly closed, the use of an elastic link 118, 119 in the chain of transmission allows a continuation of the closing kinematics of said door 5, 6 to fill the distance A separating one end of this door 5, 6 to the locking hook 30.
3025492 14 Un tel moyen 118, 119 de limitation d'effort permet de fermer correctement les deux portes 5, 6 du compartiment 2, en toute circonstance.Such a means 118, 119 of effort limitation makes it possible to properly close the two doors 5, 6 of the compartment 2, under any circumstances.